复合材料帽型长桁稳定性研究

黄雨霓

【摘 要】针对复合材料帽型长桁进行了有限元计算和试验研究，得到帽型长桁在轴压载荷作用下的失稳和压损载荷。研究结果表明，有限元模型中若不考虑捻子条则会影响到计算的精度，有限元计算所得的局部屈曲载荷偏保守，该结果为民机复合材料长桁结构设计提供参考依据。

【关键词】复合材料；长桁；稳定性

中图分类号： V214.8 文献标识码： A 文章编号： 2095-2457（2018）19-0024-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.19.009

Research on the Stability of Composite Omega Stringer

HUANG Yu-ni

（Shanghai Aircraft Design Research Institute， Shanghai 201210，China）

【Abstract】The finite element calculation and experimental study of composite omega stringer are carried out， and the buckling and crippling loads of omega stringer under axial compression are obtained. The results show that the local buckling load is conservative if the noodle is not considered in the finite element model. The results provide a reference for the design of civil aircraft composite material stringer.

【Key words】Composites； Stringer； Crippling

0 引言

飞机构件受压的破坏形式，根据有效长度分为三种破坏形式。在长柱范围内，属于弹性弯曲失稳破坏（又称柱失稳），采用欧拉公式计算；在中长柱范围，属于塑性失稳破坏，工程上一般采用约翰逊抛物线方程计算，承载能力与型材压损强度和长细比有关；在短柱范围内，属于塑性压缩破坏，即压损破坏。飞机结构中使用的长桁，一般为中长柱或短柱，因此准确地确定长桁失稳和压损应力，对于确定结构设计和强度校核有着重要的意义。

本文以民机典型帽型复合材料长桁结构为研究对象，采用有限元方法计算和试验验证相结合的方法研究复合材料长桁在轴压载荷作用下的稳定性。得到帽型复合材料长桁结构在轴压载荷作用下的破坏模式和失稳载荷，同时，通过对有限元方法计算和试验得到的结果进行对比分析，得到不同方法之间的差异，对民机复合材料结构设计提供有意义的参考。

1 长桁结构形式

长桁截面形状为帽型，长桁铺层为[45/0/0/-45/90/-45/0/0/45]，蒙皮铺层为[45/0/0/-45/90]s，典型尺寸见图1。图1试验件编号为SYJ-1；第二种试验件帽顶长度为20，编号为SYJ-2；两种编号试验件数量均为3。长桁和蒙皮的材料为Hexply M21E/34%/UD194/IMA-12K 600，层合板单层的厚度为0.1868mm。

图2为长桁的受压示意图，长桁长度为270mm，两侧端头各35mm通过树脂封闭，因此长桁实際承载长度为200mm。

2 有限元计算

建立的有限元模型如图3所示，根据试验夹具及加载情况对模型进行简化。试验件两侧端头外的参考点位于长桁剖面压心连线上，两个参考点分别与长桁两侧端头（长度为35mm）的六个自由度耦合约束。一侧的参考点上施加单位轴向压缩载荷，同时约束该参考点除轴向平动方向的另外五个自由度；另一侧的参考点进行固支约束。

图3 长桁局部屈曲有限元模型

以SYJ-2为例，图4给出了两种视图下的长桁一阶屈曲振型图，在中间蒙皮上出现3个波的轴向屈曲，屈曲载荷因子为180006。因此长桁的局部屈曲载荷为：

压损载荷建模方法和局部屈曲载荷建模方法近似，长桁一端固支，另一端约束除轴向平动方向的另外5个自由度，在压心处施加轴向强迫压缩位移，材料的失效准则采用Hashin准则，表达式如下[1]。

图6显示了试验件的纤维破坏云图，纤维压缩破坏最先出现在帽底边缘，随后沿45°方向扩展到底部蒙皮和帽腰。基体压缩破坏也始于帽底边缘。基体拉伸破坏早于纤维压缩破坏和基体压缩破坏，且最先发生在底部蒙皮中间段，其损伤区域面积要大于另两种破坏模式。

试验件的载荷-位移曲线如图7所示，压损载荷为252KN。

3 试验和计算结果对比

长桁局部屈曲载荷试验和有限元计算结果对比见表1。有限元计算所得到的局部屈曲载荷均比试验值小，偏保守，是因为有限元计算模型未对长桁底部R区填充的捻子条进行模拟，从而忽略了捻子条对长桁刚度有所增加的影响。相同铺层方式，对于帽型长桁，随着帽顶尺寸的减小，结构的局部屈曲载荷增加。

压损载荷试验与有限元计算结果对比见表2。有限元计算值比试验值高可能是因为帽底R区的捻子条和长桁之间出现了分层，降低了长桁的承载能力，在计算中未能模拟出来。采用相同铺层方式，两种帽顶尺寸的长桁压损载荷值相近。

4 结论

本文以典型帽型复合材料长桁为研究对象，分别应用有限元计算和试验方法得到长桁的压缩试问载荷和压损载荷，结论如下：

（1）局部屈曲是，帽型长桁均在底部中间蒙皮处出现3个或4个的轴向屈曲波。

（2）压损破坏时，纤维压缩破坏最先出现在帽底边缘，随后沿45°方向扩展到底部蒙皮和帽腰。基体压缩破坏也始于帽底边缘。基体拉伸破坏早于纤维压缩破坏和基体压缩破坏，且最先发生在底部蒙皮中间段，其损伤区域面积要大于另两种破坏模式。

（3）相同铺层情况下，随着帽顶尺寸的减小，结构的局部屈曲载荷增加；而压损载荷差别不大。

（4）有限元模型中若不考虑捻子条则会影响到计算的精度。有限元计算所得的局部屈曲载荷偏保守；压损载荷有限元计算值大多要高于试验值，说明长桁局部屈曲后，捻子条和长桁的连接区域会出现分层现象，降低了长桁的承载能力。

【参考文献】

[1]中国航空研究院.复合材料结构稳定性分析指南[M].北京：航空工业出版社，2002.